通过将实际发射架的质量特性及液压系统选型进行仿真分析,识别出火箭发射架快速后倒过程中的影响因素,结合火箭起飞时段的漂移和滚转特性,从结构设计、设备布置、油缸铰点布局、后倒拉力控制等方面着手,并结合后倒减速阶段对油缸压杆稳定性的影响等方面进行分析,提出了实现发射架在火箭零秒点火后快速后倒的实施方案,并将分析结果应用于实物的设计中,通过实际应用验证,有效的避开了火箭起飞漂移的干涉,提高了发射的可靠性。

以多体系统动力学为理论基础,在动力学分析软件ADAMS中建立了火箭整流罩分离模型,对该分离机构模型进行动力学仿真计算与分析,得到了分离机构的动力学仿真计算结果。对整流罩和箭体分离过程中的速度和角速度进行分析,比较各个载荷随时间的变化情况,结果表明分离火箭推力对分离机构在分离过程中速度和姿态的变化影响最大。

针对大长细比火箭在超声速条件下的气动弹性问题,开展了Fluent仿真计算与理论分析研究。首先,对未变形的火箭进行Fluent仿真计算,得到相应的箭体气动参数;其次,通过模态分析,获取变形后火箭外形进行气动仿真计算,获得变形后的箭体气动参数;最后,通过Fluent计算结果分析气动弹性变形对气动参数的影响,并结合伯德图分析结果,说明该方法能够实现对变形箭体弹性振动的主动抑制。研究结果表明,弹性变形导致箭体的轴向力系数、法向力系数和俯仰力矩系数的最大变化量分别为-15.59%、10.34%和16.91%,弹体压心最大前移量为13.4%,气弹性系数D 1i、D 2i和D 3i最大变化量分别为20.4%、16.4%和15.2%。

1.按照制作火箭的方法，我们先制作一个火箭箭体，也就是纸飞机的机身。注意在制作机头时，与制作火箭不一样，要用餐巾纸包裹一颗小螺丝和一个螺丝帽，作为飞机的配重。将包裹好的餐巾纸填到箭头里，用胶水把箭头封严实，不要漏气。

开展了考虑底部发动机喷流影响的火箭气动特性CFD仿真设计,比较了有/无喷流时火箭附近流场结构、表面压力分布、整体气动力/力矩特性在亚/超声速段的差异,结果显示,发动机喷流对火箭亚声速段的轴向力、法向力和俯仰力矩特性均有较为显著的影响,且有减小尾部空气舵气动控制力矩的影响,而超声速段的影响仅限于轴向力。该仿真结果与飞行试验气动辨识结果较为一致。基于仿真分析结果,可建立一种折中考虑喷流影响的气动特性设计方法,供火箭精细化气动特性设计参考使用。

本文从数据理论上研究新型的火箭贮箱增压技术气动挤压。其原理就是将液体燃料以气体的方式注入贮箱,之后通过超临界注入使其达到超临界值以上,在阀门打开时,便可以像煤气罐一样释放。因为超临界的原因,这种方案可以几乎可以忽略漏热问题,也可以使其达到类似于浓缩的体积减小的效果,缺点是对材料要求很高,但我们也找到了可用的合金38CrMoAl(执行国标GB/T 3077-1999、GB/T1251-2009)。

简单地介绍了单级入轨火箭的可行性；详细地阐述了单级入轨有翼火箭气动设计的基本思想，即以箭身来满足上升段的要求，以机翼来满足再入段的要求。还介绍了美国航空航天局设计级入轨有翼火箭的气动设计方法－－响应表面法。在此基础上，进一步介绍了根据本文叙述的基本气动设计思想和方法设计的一种单级入轨火箭的典型外形，最后得到了结论并提出了在我国开展单级入轨火箭预研工作的建议。

对用激光－莫尔偏折法测出的真实火箭燃气射流流场进行了数值仿真，在计算中采用了二阶精度的ＭＵＳＣＬ格式，将三维问题转化为二维问题，结果表明，理论计算与实验测量结果符合较好。

主要介绍飞机、火箭等宇航飞行器,在瞬态快速加热条件下用高温应变计测量结构或部件应变时,测量结果的误差修正方法。

摆杆是航天发射塔提供敷设地面与火箭(卫星)连接各种电缆、气管、液管的机械装置。